本发明公开了一种航空发动机安装托点整体成型工艺，包括以下步骤：锻件设计：将托点本体与托点法兰边组合成一整体，根据加工余量设计锻件尺寸；坯料准备：计算锻件最大截面，确定坯料规格；整体成型：坯料加热后放在弯曲设备中弯曲，弯曲后立即放入成型模中预成形，然后吹砂、修伤后再次加热，再次放入成型模中完成终成形；热处理：在真空炉中加热锻件，出炉后空冷；理化检测：取样检测H含量、低倍组织、显微组织和硬度；机械加工：按组合后的零件图加工得成品托点组件；综合检验：再次理化检测H含量、低倍组织及显微组织；几何尺寸检测；超声波探伤检测。本发明提高了托点成品合格率，降低了锻件材料消耗，节省了锻造材料成本。